Ракеты как тип вооружения существуют с очень давних пор. Пионерами в этом деле были китайцы, о чем упоминается в гимне Поднебесной начала XIX века. «Красные блики ракет» - вот так в нем поется. Заряжали их порохом, изобретенным, как известно, в том же Китае. Но, чтобы «красные блики» заблистали, а на головы врагов обрушились огненные стрелы, нужны были ракетные двигатели, пусть и простейшие. Всем известно, что порох взрывается, а для полета необходимо интенсивное горение с направленным газовыделением. Так что состав горючего пришлось менять. Если в обычной взрывчатке соотношение ингредиентов составляет 75% нитратов, 15% углерода и 10% серы, то ракетные двигатели содержали 72% нитратов, 24% углерода и 4% серы.
Ядерные ракеты - это не новинки. Его целью было разработать легкий, компактный ядерный двигатель для применения в оборонной промышленности, такой как нагнетание тяжелых полезных нагрузок на высокоорбитальную орбиту. Краеугольным камнем этого проекта был реактор с частичным слоем, в котором топливо состояло из уплотненных мелких частиц карбида урана, покрытых карбидом циркония. Работа над этим реактором потерпела неудачу до разработки модели полета. но инженеры показали на модели слабой мощности, что концепция была осуществимой.
Конверт 7 гидрида лития будет окружать топливный ролик и замедлять нейтроны, испускаемые ядерным делением, которые произойдут в топливе. Хладагент будет вытекать из внешней стороны ролика внутрь, быстро испаряясь в топливе. поскольку он будет прогреваться и течь к центру. Такая система выиграет от присутствия водорода в солнечной системе, например, поскольку ядерное топливо длится долгое время, транспортное средство, работающее от ядерной энергии, теоретически может пройти вокруг солнечной системы через 10 или 15 лет, пополняя себя. в случае необходимости, в водороде.
В современных твердотопливных ракетах и ускорителях в качестве топлива используются более сложные смеси, но принцип остался все тот же, древнекитайский. Его достоинства несомненны. Это простота, надежность, высокая быстрота инициации, относительная дешевизна и удобство эксплуатации. Для того чтобы снаряд стартовал, достаточно воспламенить твердую горючую смесь, обеспечить приток воздуха - и все, он полетел.
Космический аппарат мог развиваться месяцами в атмосферах Юпитера, Сатурна, Урана или Нептуна, собирая подробные данные о их составе или климате, а также автомобиль мог бы посетить образцы Европы, Плутона или Титана. из горных пород, и он пополнил бы водород, гидролизуя воду из расплавленного льда.
Поскольку его реактор был установлен далеко от Земли, ядерный космический аппарат был бы более безопасным, чем некоторые глубоководные разведывательные зонды, оборудованные химическими пропеллентами. В условиях солнечной системы лучи солнца тоже для обеспечения необходимой электрической энергии для приборов космических аппаратов. Вот почему они обычно работают с плутонием 238, который очень радиоактивен даже при запуске, но на зонде ядерного пропеллента приборы будут питаться реактором, который обеспечивает тягу. радиоактивные продукты будут незначительными.
Однако есть у такой проверенной и надежной технологии свои недостатки. Во-первых, инициировав горение топлива, его уже невозможно остановить, как и поменять режим горения. Во-вторых, необходим кислород, а в условиях разреженного или безвоздушного пространства его нет. В-третьих, горение все равно проистекает слишком быстро.
Выход, который искали в течение долгих лет ученые во многих странах, наконец, нашелся. Д-р Роберт Годдард в 1926 году испытал первый жидкостный ракетный двигатель. В качестве горючего он использовал бензин, смешиваемый с жидким кислородом. Для того чтобы система работала устойчиво в течение хотя бы двух с половиной секунд, Годдарду пришлось решить ряд технических проблем, связанных с насосным нагнетанием реагентов, системой охлаждения и
С двумя криогенными двигательными ступенями центрального корпуса и двумя твердотопливными ускорителями эта пусковая установка может поместить более 9 тонн полезной нагрузки на орбиту на геостационарную орбиту. При взлете этого рейса 164 появляется огромное впечатление от мощности, поддерживаемой 37 гигаватами, разработанными ускорителями и двигателем Вулкана основной криогенной стадии.
Затем пусковая установка поднимается вертикально до тех пор, пока не пройдут пробки против молнии, которые защищают ее, ожидая на огневой точке. Объект притягивается к центру Земли, независимо от его местоположения на земном шаре. Причиной этого явления является ньютоновское притяжение. Огромный вес, который ракета сможет преодолеть благодаря движению своих двигателей и принципу действия-реакции, который, как заявил английский ученый Исаак Ньютон, хочет, чтобы любое действие соответствовало одинаковой реакции и наоборот.
Принцип, по которому построены все жидкостные ракетные двигатели, крайне прост. Внутри корпуса расположены два бака. Из одного из них через смесительную головку окислитель подается в камеру разложения, где в присутствии катализатора топливо, поступающее из второго бака, переходит в газообразное состояние. Происходит раскаленный газ проходит сначала сужающуюся дозвуковую зону сопла, а затем расширяющуюся сверхзвуковую, куда также подается горючее. В реальности все намного сложнее, дюза требует охлаждения, а режимы подачи - высокой степени стабильности. Современные ракетные двигатели в качестве топлива могут питаться водородом, окислителем является кислород. Эта смесь крайне взрывоопасна, и малейшее нарушение режима работы любой системы приводит к аварии или катастрофе. Компонентами горючего также могут быть и другие вещества, не менее опасные:
Возьмем пример: в надутом воздушном шаре упругая сила баллона сжимает воздух, содержащийся внутри; когда этот воздух вытесняется через отверстие в баллоне, последний перемещается в противоположном направлении. Для ракет это одно и то же явление: двигатель выбрасывает газы с высокой скоростью на землю и, в ответ, ракета тянется в противоположном направлении. Затем он может взлететь с земли, если этот упор больше его веса.
Для производства этих газов на каждой ступени ракеты есть свое топливо и его окислитель, которые сгорают вместе в камере сгорания; газы затем ускоряются расширением в сопле. Чем выше давление и температура горения, тем лучше скорость выброса. Это в полтора раза сильнее в криогенных двигателях, чем в обычных двигателях.
Керосин и - они использовались на первом этапе программы носителей "Сатурн V" в программе " Аполлон";
Спирт и жидкий кислород - были задействованы в немецких ракетах V2 и советских носителях «Восток»;
Азотный тетраоксид - монометил - гидразин - использовались в двигателях «Кассини».
Но толчок - это еще не все, но необходимо достичь условий орбиты, чтобы иметь возможность размещать объект на орбите вокруг Земли. Передавая объекту достаточную пару с высокой скоростью, его траектория никогда не пересечет нашу планету: она будет постоянно в свободном падении, но не окажет влияния на Землю, потому что она пройдет слишком быстро.
Скорость орбиты зависит от высоты орбиты, которую она хочет достичь, что само по себе зависит от миссии спутника. Чаще всего он откладывает его на менее энергоемкой орбите передачи, и сам спутник достигнет конечной орбиты своими силами после нескольких орбитальных маневров, которые могут длиться несколько дней.
Несмотря на сложность конструкции, жидкостные ракетные двигатели являются основным средством доставки космических грузов. Они используются и в межконтинентальных Режимы их работы поддаются точному регулированию, современные технологии позволяют автоматизировать процессы, протекающие в их агрегатах и узлах.
Однако ракетные двигатели на твердом топливе также не утратили своего значения. Они применяются в космической технике как вспомогательные. Велико их значение в модулях торможения и спасения.
Хорошие композиционные материалы. На ракетах используемые материалы в основном относятся к аэронавтике, потому что технологии доказаны и обеспечивают очень хорошую надежность. Но эти материалы дороже. . Наконец, для двигателей механическая прочность и термостойкость требуют использования титановых или никелевых сплавов, а также чистой меди и никеля для камер сгорания; сопла в свою очередь являются суперсплав или углерод.
Хранятся отдельно, в жидком состоянии и при низком давлении, в двух областях хранения. При зажигании двигателя они поднимаются под давлением и впрыскиваются вместе в камеру сгорания двигателя. Это создает очень сильное горение, которое вызывает большое количество высоких температур и давлений.
Жи дкостный раке тный дви гатель (ЖРД), реактивный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903, доказавшим возможность использования ЖРД для межпланетных полётов. Предложенные им принципы конструктивного решения ЖРД были дополнены Ю. В. Кондратюком и сохранились в современных двигателях. Первые ЖРД были разработаны и испытаны американским учёным Р. Годдардом в 1923 и немецким учёным Г. Обертом в 1929. Над созданием ЖРД за рубежом работали французским учёный Р. Эно-Пельтри, немецкие учёные Э. Зенгер, Г. Вальтер и др. Первые отечественные ЖРД: ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1 построены и испытаны в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в 1930-1931 В. П. Глушко ; ОР-2 и двигатель-10 разработаны в Группе изучения реактивного движения Ф. А. Цандером и испытаны в 1932-33.
Сложности этого типа движений многочисленны. Действительно, в отличие от движителя, уже недостаточно вводить блок двигателей в двигатель, а затем «положить порошок», чтобы включить его. Крайняя реакционная способность двух пропеллентов требует, чтобы они не были собраны перед входом в камеру сгорания. Действительно, с помощью сопла только эта часть двигателя имеет достаточную теплозащиту, чтобы не таять под ним.
Таким образом, двигатель больше не является просто камерой сгорания, соплом и воспламенителем, как в случае с твердым, но также резервуарами, турбонасосами и большой сетью линий. диета. Вторая серьезная проблема связана с повышением давления пропеллентов. Действительно, если их нужно впрыскивать при высоком давлении в расходящемся состоянии, они не могут храниться при таком давлении. Просто потому, что чем больше жидкость находится под давлением, тем больше она весит. И легко понять, что чем выше ракета, тем труднее ее вытащить с земли, поэтому пропелленты хранятся при давлениях 2 или 3 бар и должны находиться под давлением перед входом в двигатель.
В 30-е гг. в СССР было создано семейство ЖРД ОРМ-1 - ОРМ-102. Эти ЖРД служили для отработки элементов конструкций, обеспечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на различных жидких топливах, а также для практического использования в летательных аппаратах (например, ОРМ-50, ОРМ-52 и др.).
С 40-х гг. в СССР и за рубежом разработано большое количество типов ЖРД, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения и на некоторых самолётах. В 1942 в Германии были начаты лётные испытания ракеты Фау-2 В. фон Брауна с ЖРД тягой 245 кн конструкции В. Тиля. В 1943-46 на самолётах В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева и П. О. Сухого были проведены лётные испытания вспомогательных авиационных ЖРД, созданных в Опытно-конструкторском бюро, выросшем из ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). В СССР в начале 50-х гг. полёты совершали баллистические ракеты, ЖРД которых обладали значительно большей тягой. В дальнейшем под руководством Глушко, А. М. Исаева, С. А. Косберга и др. советских конструкторов были разработаны и созданы двигатели (см. рис. 1 ), обеспечившие полёты первых советских искусственных спутников Земли, искусственных спутников Солнца, Луны, Марса, автоматических станций на Луну, Венеру и Марс, космических кораблей, всех геофизических и др. ракет в 1949-72. ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и др. странах.
Мы должны добавить к этому сложному «сантехнику» кошмар часовщика в виде двух турбонасосов, которые создают давление в пропелленте и должны превращаться в несколько десятков тысяч оборотов в минуту. Частица размером с зерно в выработках, и это взрыв! Пропелленты, которые могут использоваться в жидких двигателях, многочисленны и отличаются температурой хранения. Что ищут автомобилисты, когда они делают выбор химических компонентов, это реакция, которая высвобождает как можно больше, но также очень легкие составляющие.
И снова все идет на компромисс. В течение первых ста секунд полета, при наличии ускорителей, двигатель работает на «низкой» точке. Затем он работает на более высокой точке, чтобы компенсировать потерю тяги из-за выпуска ускорителей. Наконец, в конце пересечения «железа» он возвращается в ту же «низкую» точку, вот ниже атмосферное давление и сила тяги двигателя, которая, как установлено, увеличивается.
ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива, органов регулирования, зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменников, смесителей и др.). ЖРД развивает тягу от мн (микроракетные двигатели) до нескольких Мн (ЖРД 1-й ступени ракеты «Сатурн-5» создаёт тягу около 7 Мн ); удельный импульс достигает
Во время полета ракеты можно выделить несколько основных этапов. Запуск ракеты осуществляется с пусковой площадки, которая служит для руководства моделью, чтобы она могла использовать наиболее устойчивую траекторию. Зажигание чаще всего электрически, но некоторые двигатели работают с простыми фитилями. Движение двигателя завершено, ракета продолжает свое восхождение, но гораздо медленнее. Двигатель испускает преимущественно белый дым, который позволяет увидеть рост модели в небе. При прибытии в кульминационный момент двигатель запускается из-за выброса, что позволяет исключить систему извлечения. Благодаря восстановлению системы обеспечивается медленный спуск. и просто возьмите свою модель, замените двигатель, верните систему восстановления на место, и вы готовы ко второму рейсу! Ракета продолжает расти благодаря тяге своего двигателя. . Таким образом, мы выделяем 3 основные фазы во время запуска ракеты.
для 2-компонентных и до
для 3-компонентных топлив. Масса двигателя, отнесённая к единице тяги, составляет 0,7-2 г/н ; габаритные размеры изменяются в широких пределах. ЖРД бывают с однократным и многократным запуском, одно- и многокамерные. Ракетные силовые установки могут быть одно- и многодвигательные. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или с турбонасосным агрегатом (ТНА) (рис. 2 ). ЖРД с ТНА бывают 2 основных схем: без дожигания генераторного газа и с дожиганием. В ЖРД с ТНА без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогательные сопла, часто являющиеся рулевыми. Генераторный газ, продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую температуру, а вспомогательные сопла меньшую степень расширения, чем основные, поэтому удельный импульс, получаемый при истечении продуктов сгорания через вспомогательные сопла, меньше удельного импульса основной камеры ЖРД, т. е. имеет место потеря удельного импульса. В ЖРД с дожиганием генераторного газа относительно низкотемпературные продукты газогенерации, получаемые из основных компонентов топлива, после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потери удельного импульса, обусловленной приводом ТНА. По назначению различают ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые; микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими и ориентационными. Обычно ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД бывают: азотно-кислотные, азоттетроксидные, кислородные, перекисьводородные, фторные и др.
Фаза движения, которая начинается с момента зажигания двигателя до конца движения двигателя. Баллистическая фаза, в которой ракета продолжает подниматься, несмотря на остановку двигателя. Импульс, задаваемый двигателем, постепенно уменьшается силами, которые применяются к модели: силы тяжести и силы трения воздуха. Эта фаза заканчивается в точке максимальной высоты: кульминационный момент, когда система восстановления снова выбрасывается двигателем.
Микропроводы: некоторые объяснения
Фаза спуска обеспечивается системой восстановления. Двигатели не только используются для продвижения модели в воздухе, но и по-прежнему заботятся о других параметрах, обеспечивающих «идеальный» полет. Например, стрельба из дыма, описывающая траекторию модели, а также вытеснение системы восстановления.
Проблемы, возникающие при создании ЖРД, многочисленны. Необходим рациональный выбор топлива, удовлетворяющего заданным удельному импульсу и условиям эксплуатации, а также совершенство рабочего процесса для достижения заданного удельного импульса. Требуется устойчивая работа на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя. Охлаждение двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях
Существует два типа пропеллентов. Твердый пропеллент: Полая трубка двигателя содержит определенное количество твердого топлива. На протяжении многих лет производство улучшилось, и сегодня пропеллент больше не представляет собой смесь других продуктов в виде пыли. Во время сгорания пропеллента горячие газы выбрасываются из трубки с помощью сопла, создавая при этом осевое усилие. Жидкое топливо: эти двигатели используют различный окислитель и топливо, хранящиеся в разных резервуарах.
- Раньше используемым пропеллентом был черный порошок.
- Этот пропеллент очень сильно сжимается внутри трубки.
усугубляемому в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы, представляет значительные трудности. Большинство камер охлаждается одним из компонентов топлива. Если при этом не удаётся охладить сопло и камеру до температуры, требуемой условиями прочности (при использовании всего топлива), то в слое газа, прилегающем к стенке, создают пониженную температуру путём обогащения пристеночного слоя одним из компонентов. Часто применяется смешанное охлаждение, т. е. наружное и внутреннее одновременно (рис. 3 ). Для защиты стенок камеры и сопла от нагрева одновременно с их охлаждением широко применяют теплозащитные покрытия. Сложной задачей является надёжность подачи топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях
Двигатели на изображении ниже используют фитиль для их зажигания. Вот типичный состав одного из этих двигателей. Мы выделяем 3 большие части в двигателе.
- Зерно пропеллера обеспечивает тягу.
- Зерно задержки, которое позволяет вытеснить дым, чтобы найти ракету в небе.
- Заряд выброса, который позволяет вытеснить парашют.
Кандидатская диссертация в автоматическом режиме. Аннотация Настоящая работа направлена на демонстрацию интереса «интеллектуальных» диагностических инструментов для применения на ракетных двигателях. В Европе было приложено много усилий для разработки некоторых инновационных методов, таких как нейронные сети, вибрационной линии или параметрической идентификации, но мало результатов для сравнения производительности различных алгоритмов. Это демонстрационный стенд для криогенных ракетных двигателей, представляющий условия использования реального двигателя. После первой проверки новых алгоритмов на доступных тестовых данных был установлен функциональный эталон для сравнения характеристик алгоритмов по различным типам симулированных сбоев. Простой пример контура управления, включающего диагностическую информацию, также изучается для анализа важности таких методов в более широком контексте «умного» контрольного контроля. Основная цель этой работы - продемонстрировать и проанализировать потенциальные преимущества современных алгоритмов реального времени для мониторинга и диагностики ракетных двигателей. В последние два десятилетия в Европе многие исследования были посвящены развитию конкретных нейронных сетей. Первый шаг изучения критической системы скамьи, контура водяного охлаждения и анализ возможной модели, основанной на методе идентификации и идентификации фильтров Калмана. Были разработаны три новых алгоритма, после предварительной проверки на основе реальных тестовых данных они анализируются с помощью функционального теста с типичными случаями отказа. Последняя часть работы по интеграции диагноза алгоритмов в среде настольных компьютеров для подготовки настройки для будущего приложения в режиме реального времени. Была изучена простая архитектура замкнутого цикла, основанная на новых диагностических инструментах, для оценки потенциала новых методов для будущего применения в контексте интеллектуальных стратегий управления настольными системами. Полный текст этого тезиса недоступен в Интернете и доступен в библиотеке оборонного учреждения.
Лит.: Циолковский К. Э., Исследование мировых пространств реактивными приборами. Калуга, 1926; Добровольский М. В., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1968; Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П., Теория ракетных двигателей, 2 изд., М., 1969; Петрович Г. В., Ракетные двигатели ГДЛ-ОКБ. 1929-1969, М., 1969; Волков Е. Б., Головков Л. Г., Сырицын Т. Л., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1970; Rocket propulsion, Amst. - L. - N. Y., 1960.